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公开(公告)号：CN119026507A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411115923.1
申请日：2024-08-14
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种用于端区关键流动结构对角区失速影响的评估方法，属于航空发动机设计技术领域。从角区附面层交汇和横向二次流的发展机制出发，通过基本的叶片设计参数分别构造能够模化角区附面层交汇和横向二次流两大关键因素对角区失速影响的量化因子；通过对比两个量化因子在各自分布范围中的相对大小，能够准确评估两大关键因素对角区失速影响程度的情况。本发明能够简单、高效、准确的评估角区附面层交汇和横向二次流两大端区关键流动结构对角区失速的影响强弱，有效帮助新一代三维叶片设计过程中端区流动控制方案的选择。
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公开(公告)号：CN118228380A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410279139.8
申请日：2024-03-12
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F18/25 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种端壁周向单调的叶片端壁融合设计方法，属于航空发动机设计领域。首先根据最大融合厚度、位置及前尾缘融合尺度确定叶片融合形状，然后根据横向二次流流动特征确定端壁单调坡角及位置，最后根据每个轴向位置通道面积不变的约束，确定端壁及叶片几何，实现端壁周向单调的叶片端壁融合设计。本方法强化了对端壁与叶片所构成角区二面角分布的调控能力，可同时控制吸力面及前缘、尾缘的融合形状，根部叶片基元截面及端壁均被包含于气动设计空间，保证了每个轴向截面的通道面积不变，避免了金属堵塞面积变化引发质量流量变化及工况偏移，更具备工程应用价值。端壁造型采用周向单调曲线构造，在控制横向二次流的同时保证良好的工况适应性。
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公开(公告)号：CN118049399A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410214107.X
申请日：2024-02-27
IPC: F04D29/38 , F04D29/32 , F04D29/66 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种适用于跨音叶栅角区分离控制的端区开槽方法，属于航空叶轮机设计技术领域。针对跨音压气机叶栅端区激波/附面层交汇导致的角区分离的技术问题，对跨音叶片端区进行开槽，改型成端区开槽叶片。开槽结构连通叶片压力面与吸力面，使叶片在压差驱动下形成自发射流，控制槽内射流在各工况下均不与激波相互作用，且吹向分离涡的涡核，为角区低能流体注入能量，减弱角区分离。本方法降低了跨音叶栅总压损失，拓宽了跨音叶栅可用攻角范围，丰富了跨音叶栅中被动流动控制的技术手段。
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公开(公告)号：CN103982462B
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201410150792.0
申请日：2014-05-15
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种叶片尾缘的波形射流方法，属于机械装置及运输技术领域。本发明从气动手段入手，沿叶片展向各个位置开设相同的矩形缝，形成喷气射流缝，以实现实体波瓣结构的效果的机理；通过建模并对模型进行数值计算校核，最终定型尾缘射流方案，添加扰流片并控制各个扰流片开度大小（即扰流片与开缝的重合面积），加工成实际的叶片所设计波状速度分布的扰动可以起到降低风扇、压气机噪音；降低涡轮噪音，使下游涡轮叶片进口气流温度分布均匀的效果。该设计方法简单、灵活、实用，特别适用于航空/地面燃气轮机领域。
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公开(公告)号：CN117951818A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410214335.7
申请日：2024-02-27
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种用于航空发动机轴流叶片的通道一体化设计方法，属于航空发动机气动设计技术领域。本方法能够耦合调控叶片、端壁与角区的通道一体化设计。从通道几何特征出发，开展无量纲转换；于此无量纲流域内规整地构建控制点、虚拟控制点与局部变形域，使用拓展自由变形技术对其开展一体化调控；将调控后流域再次转化为三维笛卡尔坐标系，实现叶片、端壁与角区的一体化设计。本发明能够保证端壁在调控后仍能够满足周期性要求，解决了传统自由变形技术变形时端壁无法纳入变形域的局限，为通道的全三维设计提供了更大的设计空间，可提高轴流风扇、压气机与涡轮的设计效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108131325B
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201711378472.0
申请日：2017-12-19
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及轴向超音通流转叶激波静叶风扇级，Axial Supersonic Inflow Shock‑in‑Stator Fan，缩写为SSSF，属于机械装置及运输技术领域。SSSF提供一种新形式热力学布局风扇，包括轴向超音通流转叶和激波静叶；SSSF可直接面向轴向超音来流,转叶通道内为全展高轴向超音流动,静叶通道通过激波系将流动减速为亚音。SSSF的设计过程包括一维方案设计、二维通流设计、三维造型设计、强度校核、试验件加工与测试。SSSF风扇相比于传统亚、跨声速风扇，大大减小了进气道的长度和重量；同时，由于超音通流转叶的高负荷能力，在超音飞行状态下具有高负荷、高效率、重量小的优势。
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公开(公告)号：CN108131325A
公开(公告)日：2018-06-08
申请号：CN201711378472.0
申请日：2017-12-19
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及轴向超音通流转叶激波静叶风扇级，Axial Supersonic Inflow Shock-in-Stator Fan，缩写为SSSF，属于机械装置及运输技术领域。SSSF提供一种新形式热力学布局风扇，包括轴向超音通流转叶和激波静叶；SSSF可直接面向轴向超音来流,转叶通道内为全展高轴向超音流动,静叶通道通过激波系将流动减速为亚音。SSSF的设计过程包括一维方案设计、二维通流设计、三维造型设计、强度校核、试验件加工与测试。SSSF风扇相比于传统亚、跨声速风扇，大大减小了进气道的长度和重量；同时，由于超音通流转叶的高负荷能力，在超音飞行状态下具有高负荷、高效率、重量小的优势。
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公开(公告)号：CN103790639B
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201310739898.X
申请日：2013-12-26
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种叶轮机端区叶片前缘边条修型方法，属于机械装置及运输技术领域。本发明采用在叶片近端壁区向前探伸尖锐前缘的方法实现修型，首先在原始叶片上选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域，得到向前探伸后得到的前缘为空间曲线，然后对端区叶片进行边条修型处理得到新叶片，最后采用计算流体力学工具的参数化研究方法，优化步骤3得到的新叶片。本发明效仿飞机边条翼原理，结合叶轮机叶片近端壁区扭曲附面层造成局部大攻角运行的实际情况，提供了一种新的叶轮机叶片前缘修型技术，由此使端区流动处于合适攻角范围，削弱或消除端壁区角区分离，从而有效改善叶轮机叶片绕流，提升叶轮机性能的作用。适用于航空、航天、航海及能源动力领域。
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公开(公告)号：CN102032215B
公开(公告)日：2012-07-04
申请号：CN201010623604.3
申请日：2010-12-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: F04D29/38
Abstract: 本发明涉及一种具有波状表面的叶型设计方法，属于机械装置及运输技术领域。本方法采用波状壁面构成三维扰动影响流动状况的机理，在叶片表面进行波状处理实现被动流动控制；根据叶片吸力面的叶表易分离区域起始位置S和分离区弦向长度b，向分离区前后延伸c1和c2的长度共同组成进行波状处理的波状段弦向宽度；波状处理的波形可为任意形式的光滑波形，波状处理的波峰在原始叶型线上，波谷则根据实际叶片厚度和结构强度确定。所设计的波状表面叶型引起的扰动可以起到有效减阻和降低损失的作用，改善了叶栅二次流动，设计方法简单、灵活、实用，特别适用于航空、航天、航海及工业能源动力领域的叶轮机及机翼设计。
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公开(公告)号：CN102032215A
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN201010623604.3
申请日：2010-12-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: F04D29/38
Abstract: 本发明涉及一种具有波状表面的叶型设计方法，属于机械装置及运输技术领域。本方法采用波状壁面构成三维扰动影响流动状况的机理，在叶片表面进行波状处理实现被动流动控制；根据叶片吸力面的叶表易分离区域起始位置S和分离区弦向长度b，向分离区前后延伸c1和c2的长度共同组成进行波状处理的波状段弦向宽度；波状处理的波形可为任意形式的光滑波形，波状处理的波峰在原始叶型线上，波谷则根据实际叶片厚度和结构强度确定。所设计的波状表面叶型引起的扰动可以起到有效减阻和降低损失的作用，改善了叶栅二次流动，设计方法简单、灵活、实用，特别适用于航空、航天、航海及工业能源动力领域的叶轮机及机翼设计。
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